EP3599345A1 - Ailettes entrefer pour compresseur de turbomachine - Google Patents

Ailettes entrefer pour compresseur de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP3599345A1
EP3599345A1 EP19188199.4A EP19188199A EP3599345A1 EP 3599345 A1 EP3599345 A1 EP 3599345A1 EP 19188199 A EP19188199 A EP 19188199A EP 3599345 A1 EP3599345 A1 EP 3599345A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
annular
row
upstream
blades
platform
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP19188199.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP3599345B1 (fr
Inventor
Damien Bernard Emeric GUEGAN
Sébastien Claude Cochon
Pierre-Hugues Ambroise Maxime Victor RETIVEAU
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3599345A1 publication Critical patent/EP3599345A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3599345B1 publication Critical patent/EP3599345B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/02—Multi-stage pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
    • F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/164—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of an axial flow wheel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/388—Blades characterised by construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/50—Bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/90—Variable geometry

Definitions

  • the present invention relates to a blade stage intended to be mounted in a compressor of a turbomachine with double flow in particular.
  • a compressor 10 comprises an axial alternation of annular rows of movable vanes 12 and of annular rows of stator vanes 14.
  • a compression stage 16 is thus defined as comprising an annular row of movable vanes 12 upstream followed by an annular row of downstream stator vanes 14.
  • Each annular row of stator vanes 14 comprises radial blades 18 extending between a radially internal annular platform 20 and a radially external annular platform 22 and each annular row of movable vanes 12 comprises a plurality of blades 24 extending radially outwards from a radially internal annular platform 26. It is understood that each annular platform can be formed of a succession of elementary platforms juxtaposed circumferentially end to end.
  • annular casing 28 externally surrounds the annular rows of stator vanes 14 and of rotor 12 and makes it possible to support the radially external platforms 22 of the annular rows of stator vanes 14. Also shown is the link connecting the annular row movable vanes 12 upstream to a movable annular row 12 downstream arranged axially downstream of the annular row of stator vanes 14.
  • This connection 30 carries annular wipers 32 cooperating with sealing with a ring 34 of abradable material carried by one face radially internal 36 of the radially internal platform 20 of the annular row of stator vanes 14.
  • This air reinjection is carried out at a certain flow rate with a certain speed and a certain direction. It turns out that this flow 42 which is a parasitic air flow whose direction is not controlled can have a significant impact on the performance and operability of the compressor 10 in stabilized mode.
  • the present invention relates first of all to a stage of blades extending around a longitudinal axis intended to be mounted in a turbomachine compressor, the stage comprising an annular row of movable vanes arranged upstream of an annular row of stator vanes, the annular row of stator vanes comprising a radially internal annular platform which carries radial blades and of which an upstream annular part is arranged upstream of said blades and is surrounded radially outwards by an annular part downstream of an annular platform of the annular row upstream of movable vanes, the annular part upstream of the annular platform of the annular row stator blades comprising a radially outer annular face from which extend fins distributed around the longitudinal axis and extending radially outward towards the annular part downstream of the platform of the annular row of movable blades .
  • the invention thus proposes adding fins in an annular space delimited between two annular parts of platforms of an annular row upstream of movable vanes and an annular row downstream of stator vanes in order to allow optimal guidance of the air reinjected into the annular air stream. Also, the fins allow optimal guidance of the air entering the stator blade grid.
  • fins having a profile with a leading and trailing edge connected to each other by a lower face and an upper face makes it possible to control the circumferential orientation of the air flow. reinjected upstream of the stator vane grid so that it is properly oriented so as not to disturb the flow of air in the annular air stream and thus come to impact the leading edges of the blades as much as possible. the annular row of stator vanes.
  • the stage configuration thus proposed makes it possible to improve the pumping margin of the compressor, in particular in the successive transient phases (acceleration then deceleration followed by acceleration). Indeed, at the start of deceleration, the air in the cavity always has a high inertia (and therefore a significant tangential component) while the air flow in the vein is lower. In this situation, the incidence at the bottom of the rectifier is high, which makes it more sensitive to the phenomenon of detachment.
  • the fins thus make it possible to limit the detachments at the bottom of the rectifier and therefore to improve the pumping margin of the compressor.
  • the fins each comprise a lower surface and an upper surface oriented circumferentially in an identical manner to the lower surface and upper surface of the blades of the stator blades.
  • the fins are thus configured, that is to say shaped in three dimensions like blades, namely with a chord law, a skeleton law and a thickness law.
  • the air rectifier function from the upstream cavity reduces aerodynamic losses in this area, makes guidance more efficient, and also has a greater positive effect on the flow in the annular vein and the row of stator vanes of the vein, which corresponds to the final goal of improving the air flow and consequently of improving the efficiency.
  • the angle ⁇ 1 between the longitudinal axis and the tangent to the mean camber line at the leading edge of the fins is between 45 ° and 90 °, preferably of the order of 80 ° to 90 ° , preferably around 85 °.
  • the average camber line is the succession of points located midway between the upper surface and the lower surface as measured perpendicular to this same line.
  • the angle ⁇ 2 between the longitudinal axis and the tangent to the mean camber line at the level of the trailing edge of the fins is of the order of the angle of attack between the longitudinal axis and the tangent to the mean line of curvature at the leading edge of a blade in the stator blade row.
  • This preferential orientation at the trailing edge of the fins makes it possible to facilitate the reintroduction of the recirculation air with a good orientation at the entry of the stator blade stage, so as to limit the detachments of air at the foot of the blades of the stator vanes.
  • this angle ⁇ 2 is between 10 ° and 75 ° and can be of the order of 55 °.
  • the relative pitch defined by S / C, where S is the distance between two leading edges of two circumferentially adjacent fins and C is the chord of a fin, will preferably be determined so as not to cause sonic blockage.
  • the external annular face of the upstream annular part has a frustoconical shape with a section increasing downstream.
  • This external annular face can be inclined by an angle alpha relative to the longitudinal axis of between 0 ° and 90 °, preferably between 10 ° and 45 °, more preferably of the order of 30 °.
  • the external annular face of the upstream annular part has a frustoconical shape with a section increasing downstream.
  • the inclination of the annular face supporting the fins makes it possible to control the angular orientation relative to the longitudinal axis (that is to say the axis of the turbomachine) and in a radial plane of the reinjected flow.
  • This inclined annular face also limits the reintroductions of air at this location in the stabilized and transient operating phases.
  • the invention also relates to a turbomachine compressor comprising at least one stage according to one of the preceding claims, in which an annular row downstream of movable blades is arranged axially downstream of the annular row of stator blades and is connected to the annular row of upstream movable vanes by means of an annular ferrule extending radially inside the annular row of stator vanes and carrying wipers cooperating with sealing with a ring of abradable material carried by a platform radially internal of the annular row of stator vanes.
  • the invention also also relates to a turbomachine comprising a compressor according to the preceding claim.
  • annular term qualifies parts extending angularly around the longitudinal axis X without necessarily these parts being formed of a single piece.
  • annular platform that is to say one which extends annularly, can comprise a plurality of elementary platforms arranged end to end without necessarily the ends of said elementary platforms being joined together. The general shape of the platform is still annular.
  • the figure 2 shows a stage 16 of compressor 10 of longitudinal axis X comprising an annular row of upstream rotor blades 12 and an annular row of downstream stator blades 14.
  • the annular row of stator blades 14 is mounted upstream of the annular row of rotor blades 12 of the stage 16 downstream.
  • the blades 24 of the movable blades 12 and the blades 18 of the stator blades 14 extend radially outward from a radially internal annular platform 20, 26.
  • the internal annular platform 20 of the annular row d stator blades 14 comprises an upstream annular part 20c arranged upstream of the stator blades 18 and a downstream annular part 20d arranged downstream of said stator blades 18.
  • annular platform 26 of the annular row of upstream rotor blades 12 as well as the annular platform 26 of the annular row of downstream rotor blades 12 each comprise upstream annular portions 26c and downstream 26d arranged upstream and downstream, respectively blades 24.
  • the upstream annular part 20c of the annular platform 20 of the annular row of stator vanes is arranged radially inside the downstream annular part 26b of the annular platform 26 of the annular row of upstream movable vanes.
  • annular rows of rotor blades 12 are connected to each other by an annular ferrule 30 carrying annular wipers 32 cooperating with sealing by friction with a ring 34 of abradable material, so as to limit the air flows from downstream to upstream as mentioned above in relation to the figure 1 of the prior art.
  • the upstream annular part 20c of the stator annular platform 20 has an radially external annular face 48 which is inclined obliquely to the longitudinal axis X. More specifically, this radially external annular face 48 has a frustoconical shape, that is ie the shape of a truncated cone of revolution, having a section which increases downstream.
  • the alpha inclination of the external annular face with respect to the longitudinal axis is between 5 ° and 90 °, preferably between 10 ° and 45 °, more preferably around 30 °.
  • fins 50 are formed on the annular part 20c upstream of the stator platform 20, these fins 50 being regularly distributed around the longitudinal axis X and extending radially outwards in the direction of the downstream annular part 26d of the upstream mobile platform 26.
  • the parasitic air 42 which circulates in the annular space between the downstream end 20b of the stator platform 20 and the annular platform 26 of the downstream annular row of movable vanes 12 and which circulates through the device d sealing wipers 32 thus flows with a non-zero angle ⁇ which makes it possible to control the angular orientation relative to the longitudinal axis X (that is to say the axis of the turbomachine) and in a radial plane of the flow reinjected and limits the introduction of air into the annular space between the downstream end 26b of the annular platform 26 of the upstream annular row of moving blades 12 and the upstream end 20a of the annular row of stator vanes 14.
  • each fin 50 has a lower surface 52 and an upper surface 54 connected to each other by a leading edge 56 and a trailing edge 58. These blades thus do not have a symmetrical profile according to their rope which is represented by the letter C on the figure 4 .
  • the orientation of the fins can be defined by the angle ⁇ 1 at the leading edge and the angle ⁇ 2 at the trailing edge. These angles ⁇ 1 and ⁇ 2 are determined in a plane P perpendicular to a normal N to the external annular face 48 of the upstream annular part 20c of the annular platform 20, this plane P passing through the leading edge 56 of the fin ( figure 2 ).
  • the angle ⁇ 1 is that defined between the longitudinal axis X and the tangent to the line of camber 60 mean at the level of the leading edge 56 of the fins 50 and is between 45 ° and 90 ° , preferably of the order of 80 ° to 90 °, preferably of the order of 85 °. This choice of angle makes it possible to adapt the incidence of the fins to the recirculation flow which has an important tangential component.
  • the angle ⁇ 2 is that defined between the longitudinal axis X and the tangent to the mean camber line at the trailing edge 58 of the fins 50 and is of the order of the angle of attack between the longitudinal axis X and the tangent to the line of mean curvature at the leading edge 56 of a blade 18 of the stator blade row 14. It is understood that a specific orientation of the edge 56 makes it possible to orient the flow of air leaving the fin grid 50 with an ideal incidence in the direction of the stator vane grid 14.
  • the angle ⁇ 2 is between 10 ° and 75 ° and preferably around 55 °.
  • the invention thus makes it possible to reduce the risks of air separation at the foot 46 of the blade 18 of the stator vanes 14, thereby increasing the pumping margin of the compressor 10.
  • the reintroduced air also has an orientation facilitating its flow in the grid stator blade 14.
  • the fins 50 could be produced either by welding on the annular part 20c upstream of the stator platform 20 or else be produced in a single piece with the latter.
  • the relative pitch defined by S / C will preferably be determined so as not to cause sonic blocking, between 0.3 and 0.9, S being the circumferential distance between two leading edges 56 of two circumferentially consecutive fins 50 and C being the chord of a fin 50.
  • an annular track made of abradable material can be formed on the internal annular face of the downstream annular part 26b of the upstream annular platform 26 of the annular row 10 of rotor blades.
  • the radially outer ends of the fins will thus be adapted to establish contact with the abradable ring.
  • This configuration will prove to be advantageous in cases where it is difficult to guarantee an absence of contact between the stator fins and the rotor vis-à-vis radial.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un étage d'aubes (16) d'axe longitudinal X destiné à être monté dans un compresseur (10) de turbomachine comprenant une rangée annulaire d'aubes mobiles (12) agencée en amont d'une rangée annulaire d'aubes de stator (14), la rangée annulaire d'aubes de stator (14) comportant une plateforme annulaire radialement interne (20) qui porte des pales (18) radiales et dont une partie annulaire amont (20c) est agencée en amont desdites pales (18) et entourée radialement vers l'extérieur par une partie annulaire aval (26d) d'une plateforme annulaire (26) de la rangée annulaire amont d'aubes mobiles (12), la partie annulaire amont (20a) de la plateforme annulaire (20) de la rangée annulaire d'aubes de stator (14) comprenant une face annulaire externe depuis laquelle s'étend des ailettes (50) réparties autour de l'axe longitudinal X et s'étendant radialement vers l'extérieur vers la partie annulaire aval (26d) de la plateforme (26) de la rangée annulaire d'aubes mobiles (12).

Description

    DOMAINE
  • La présente invention concerne un étage d'aubes destinée à être monté dans un compresseur d'une turbomachine à double flux notamment.
    • CONTEXTE
  • Classiquement, un compresseur 10 comprend une alternance axiale de rangées annulaires d'aubes mobiles 12 et de rangées annulaires d'aubes de stator 14. On définit ainsi un étage de compression 16 comme comprenant une rangée annulaire d'aubes mobiles 12 amont suivie d'une rangée annulaire d'aubes de stator 14 aval. Chaque rangée annulaire d'aubes de stator 14 comprend des pales radiales 18 s'étendant entre une plate-forme annulaire radialement interne 20 et une plate-forme annulaire radialement externe 22 et chaque rangée annulaire d'aubes mobiles 12 comprend une pluralité de pales 24 s'étendant radialement vers l'extérieur depuis une plate-forme annulaire radialement interne 26. On comprend que chaque plate-forme annulaire peut être formée d'une succession de plates-formes élémentaires juxtaposées circonférentiellement bout à bout. Comme cela est bien visible sur la figure 1, un carter 28 annulaire entoure extérieurement les rangées annulaires d'aubes de stator 14 et de rotor 12 et permet de supporter les plates-formes radialement externes 22 des rangées annulaires d'aubes de stator 14. Est également représentée la liaison reliant la rangée annulaire d'aubes mobiles 12 amont à une rangée annulaire mobiles 12 aval agencée axialement en aval de la rangée annulaire d'aubes de stator 14. Cette liaison 30 porte des léchettes 32 annulaires coopérant à étanchéité avec un anneau 34 en matériau abradable porté par une face radialement interne 36 de la plate-forme radialement interne 20 de la rangée annulaire d'aubes de stator 14.
  • Comme cela ressort à l'évidence de la figure 1, lorsque le flux d'air compressé 38 circule d'amont AM en aval AV, une partie de l'air de la veine 40 annulaire d'air primaire peut circuler entre l'extrémité aval 20b (figure 2) de la plate-forme annulaire 20 de la rangée annulaire d'aubes de stator 14 et l'extrémité aval 26b de la plate-forme 26 annulaire de la rangée annulaire aval d'aubes mobiles 12. Cet air peut circuler entre les léchettes 32 annulaires et l'anneau 34 abradable et être réintroduit dans la veine annulaire 40 entre l'extrémité aval 26b de la plate-forme 26 de la rangée annulaire amont d'aubes mobiles 12 et l'extrémité amont 20a de la rangée annulaire d'aubes de stator 14.
  • Cette réinjection d'air est réalisée à un certain débit avec une certaine vitesse et une certaine direction. Il s'avère que cet écoulement 42 qui est un écoulement d'air parasite dont la direction n'est pas maitrisée peut avoir un impact important sur les performances et l'opérabilité du compresseur 10 en mode stabilisé.
  • Egalement, il est important de bien maitriser l'écoulement dans le compresseur 10 lors des phases transitoires (accélération suivie d'une décélération puis d'une ré-accélération par exemple) afin de pouvoir améliorer les taux d'accélération/décélération du turboréacteur et donc sa réactivité. Hors, il s'avère que l'écoulement secondaire parasite 42 radialement à l'intérieur de la rangée annulaire d'aubes de stator 14 a un impact sur l'opérabilité en phase transitoire. En effet, l'air en rotation possède une certaine inertie qui n'est pas la même que celle dans la veine 40, de sorte que l'air parasite réinjecté n'est alors pas adapté en termes d'orientation aux aubages statoriques 14. Cela peut conduire à des décollements de l'air au niveau de la plate-forme annulaire 20 interne des aubes statoriques 14, réduisant les performances et l'opérabilité du compresseur 10. En effet, l'air réinjecté qui est en rotation autour de l'axe longitudinal X (figure 2) possède une inertie importante et une direction presque entièrement tangentielle qui peut provoquer un décollement de l'air s'écoulant sur les aubages du stator 14 en pied de pale 18 et réduit la marge au pompage du compresseur 10.
  • En pratique, lorsque l'air 42 est réinjecté en amont de la rangée annulaire d'aubes statoriques 14, la dégradation des performances du compresseur 10 se manifeste de deux manières principales :
    • Dans la section radiale, au niveau de la zone 44 de réinjection d'air, la circulation d'air dans la veine 40 peut être obstruée au niveau du pied 46 de la pale 18. Il s'ensuit que la répartition de débit d'air sur la dimension radiale de la pale 18 n'est pas celle attendue. La zone annulaire d'air dont le débit est réduit, c'est-à-dire la zone annulaire au niveau du pied 46 de la pale 18 conduit à fragiliser d'une part les aubes statoriques 14 par injection d'un débit d'air 42 n'ayant pas la bonne incidence et amenant à des décollements, et d'autre part les aubages de la rangée annulaire d'aubes mobiles 12 amont par augmentation locale de la pression statique pouvant amener le rotor à fonctionner plus proche de sa limite de pompage.
    • Le vecteur vitesse du flux d'air réinjecté 42 à l'amont de la rangée annulaire d'aubes de stator 14 influe sur l'orientation du flux d'air principal 38 de la veine 40 annulaire de sorte que l'orientation des pales 18 statoriques n'est pas optimale, ce qui conduit à réduire la marge au pompage.
  • S'il est bien évidemment souhaitable de limiter au mieux la recirculation d'air 42, l'expérience démontre qu'une recirculation 42 parasite subsiste. Il convient alors de la prendre en compte dans la conception du compresseur 10 afin que le fonctionnement nominal du compresseur 10 en soit le moins affecté possible.
    • RESUME DE L'INVENTION
  • La présente invention concerne tout d'abord un étage d'aubes s'étendant autour d'un axe longitudinal destiné à être monté dans un compresseur de turbomachine, l'étage comprenant une rangée annulaire d'aubes mobiles agencée en amont d'une rangée annulaire d'aubes de stator, la rangée annulaire d'aubes de stator comportant une plateforme annulaire radialement interne qui porte des pales radiales et dont une partie annulaire amont est agencée en amont desdites pales et est entourée radialement vers l'extérieur par une partie annulaire aval d'une plateforme annulaire de la rangée annulaire amont d'aubes mobiles, la partie annulaire amont de la plateforme annulaire de la rangée annulaire d'aubes de stator comprenant une face annulaire radialement externe depuis laquelle s'étendent des ailettes réparties autour de l'axe longitudinal et s'étendant radialement vers l'extérieur vers la partie annulaire aval de la plateforme de la rangée annulaire d'aubes mobiles.
  • L'invention propose ainsi d'ajouter des ailettes dans un espace annulaire délimité entre deux parties annulaires de plateformes d'une rangée annulaire amont d'aubes mobiles et d'une rangée annulaire aval d'aubes de stator afin de permettre un guidage optimal de l'air réinjecté dans la veine annulaire d'air. Egalement, les ailettes permettent un guidage optimal de l'air en entrée de la grille d'aubes de stator.
  • L'utilisation d'ailettes ayant un profil avec un bord d'attaque et de fuite reliés l'un à l'autre par une face d'intrados et une face d'extrados permet de contrôler l'orientation circonférentielle du débit d'air réinjecté en amont de la grille d'aubes de stator afin que celui-ci soit convenablement orienté pour ne pas perturber l'écoulement d'air dans la veine annulaire d'air et vienne ainsi impacter au mieux les bords d'attaque des pales de la rangée annulaire d'aubes statoriques.
  • La configuration d'étage ainsi proposée permet d'améliorer la marge au pompage du compresseur, en particulier dans les phases transitoires successives (accélération puis décélération suivie d'une accélération). En effet, au début de la décélération, l'air dans la cavité possède toujours une inertie importante (et donc une composante tangentielle importante) alors que le débit d'air dans la veine est plus faible. Dans cette situation, l'incidence en pied du redresseur est importante, ce qui le rend plus sensible au phénomène de décollement. Les ailettes permettent ainsi de limiter les décollements en pied du redresseur et donc d'améliorer la marge au pompage du compresseur.
  • Selon une autre caractéristique les ailettes comprennent chacune une face d'intrados et une face d'extrados orientées circonférentiellement de manière identique aux faces d'intrados et d'extrados des pales des aubes de stator. Selon l'invention, les ailettes sont ainsi paramétrés, c'est-à-dire conformées en trois dimensions comme des aubes, à savoir avec une loi de corde, une loi de squelette et une loi d'épaisseur.
  • Avec une rangée annulaire d'ailettes, la fonction de redresseur de l'air issu de la cavité amont permet de réduire les pertes aérodynamiques dans cette zone, de rendre le guidage plus efficace, et permet également d'avoir un effet positif plus important sur l'écoulement dans la veine et la rangée annulaires d'aubes de stator de la veine, ce qui correspond au but final d'amélioration de l'écoulement d'air et par suite d'amélioration du rendement.
  • Egalement, l'angle β1 entre l'axe longitudinal et la tangente à la ligne de cambrure moyenne au niveau du bord d'attaque des ailettes est compris entre 45° et 90°, de préférence de l'ordre de 80° à 90°, préférentiellement de l'ordre de 85°.
  • La ligne de cambrure moyenne est la succession de points situés à mi-distance entre l'extrados et l'intrados telle que mesurée perpendiculairement à cette même ligne. L'air de recirculation en rotation ayant une forte composante tangentielle, le choix de l'angle tel qu'indiqué permet de faciliter la circulation d'air en entrée des ailettes.
  • Selon une autre caractéristique, l'angle β2 entre l'axe longitudinal et la tangente à la ligne de cambrure moyenne au niveau du bord de fuite des ailettes est de l'ordre de l'angle d'attaque entre l'axe longitudinal et la tangente à la ligne de courbure moyenne au niveau du bord d'attaque d'une pale de la rangée d'aube de stator.
  • Cette orientation préférentielle au bord de fuite des ailettes permet de faciliter la réintroduction de l'air de recirculation avec une bonne orientation en entrée de l'étage d'aubes de stator, de manière à limiter les décollements d'air en pied des pales des aubes de stator.
  • Dans un compresseur cet angle β2 est compris entre 10° et 75° et peut être de l'ordre de 55°.
  • Le pas relatif définit par S/C, où S est la distance entre deux bords d'attaque de deux ailettes circonférentiellement adjacentes et C est la corde d'une ailette, sera de préférence déterminé de manière à ne pas provoquer de blocage sonique.
  • Celui-ci sera choisi compris entre 0,3 et 0,9 de manière à ce que l'écoulement de l'air dans la grille d'ailettes ne provoque pas de blocage sonique et des pertes aérodynamiques associées.
  • Dans une réalisation pratique de l'invention, la face annulaire externe de la partie annulaire amont présente une forme tronconique à section augmentant vers l'aval.
  • Cette face annulaire externe peut être inclinée d'un angle alpha par rapport à l'axe longitudinal compris entre 0° et 90°, préférentiellement compris entre 10° et 45°, plus préférentiellement de l'ordre de 30°.
  • Selon une autre caractéristique, la face annulaire externe de la partie annulaire amont présente une forme tronconique à section augmentant vers l'aval.
  • L'inclinaison de la face annulaire supportant les ailettes permet de contrôler l'orientation angulaire par rapport à l'axe longitudinal (c'est-à-dire l'axe de la turbomachine) et dans un plan radial du débit réinjecté. Cette face annulaire inclinée limite également les réintroductions d'air à cet endroit dans les phases de fonctionnement stabilisées et transitoires.
  • L'invention concerne également un compresseur de turbomachine comprenant au moins un étage selon l'une des revendications précédentes, dans lequel une rangée annulaire aval d'aubes mobiles est agencée axialement en aval de la rangée annulaire d'aubes de stator et est reliée à la rangée annulaire d'aubes mobiles amont au moyen d'une virole annulaire s'étendant radialement à l'intérieur de la rangée annulaire d'aubes de stator et portant des léchettes coopérant à étanchéité avec un anneau de matériau abradable porté par une plate-forme annulaire radialement interne de la rangée annulaire d'aubes de stator.
  • Egalement l'invention concerne aussi une turbomachine comprenant un compresseur selon la revendication précédente.
  • L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés.
    • BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
    • la figure 1, déjà décrite précédemment, est une illustration schématique d'une partie d'un compresseur d'une turbomachine ;
    • la figure 2 est une illustration schématique d'une partie d'un compresseur selon l'invention ;
    • la figure 3 est une vue schématique selon l'axe longitudinal de la rangée annulaire d'aubes de stator de la figure 2 ;
    • la figure 4 est une vue schématique depuis le dessus d'ailettes selon l'invention ;
    • la figure 5 est une vue schématique de l'écoulement d'air au travers d'ailettes dans la configuration selon l'invention.
    DESCRIPTION DETAILLEE
  • Dans le présent document, les termes interne et externe ainsi que les termes intérieur et extérieur sont à interpréter relativement à l'axe longitudinal X. Egalement, les termes amont et aval sont à interpréter relativement au sens d'écoulement du flux d'air. Egalement, le terme annulaire qualifie des pièces s'étendant angulairement autour de l'axe longitudinal X sans que nécessairement ces pièces soient formées d'une seule pièce. Ainsi, une plate-forme annulaire, c'est-à-dire qui s'étend annulairement, peut comprend une pluralité de plateformes élémentaires agencées bout à bout sans que nécessairement les extrémités desdites plateformes élémentaires soient jointives entre elles. La forme générale de la plateforme est tout de même annulaire.
  • La figure 2 représente un étage 16 de compresseur 10 d'axe longitudinal X comprenant une rangée annulaire d'aubes de rotor 12 amont et une rangée annulaire d'aubes de stator 14 aval. La rangée annulaire d'aubes de stator 14 est montée en amont de la rangée annulaire d'aubes de rotor 12 de l'étage 16 aval. Comme cela est bien représenté, les pales 24 des aubes mobiles 12 et les pales 18 des aubes de stator 14 s'étendent radialement vers l'extérieur depuis une plateforme annulaire radialement interne 20, 26. La plateforme annulaire interne 20 de la rangée annulaire d'aubes de stator 14 comprend une partie annulaire amont 20c agencée en amont des pales 18 statoriques et une partie annulaire aval 20d agencée en aval desdites pales 18 statoriques. De même, la plateforme annulaire 26 de la rangée annulaire d'aubes de rotor 12 amont ainsi que la plateforme annulaire 26 de la rangée annulaire d'aubes de rotor 12 aval comprennent chacune des parties annulaires amont 26c et aval 26d agencées en amont et en aval, respectivement des pales 24. Comme cela est visible sur la figure 2, on observe que la partie annulaire amont 20c de la plateforme annulaire 20 de la rangée annulaire d'aubes statorique est agencée radialement à l'intérieur de la partie annulaire aval 26b de la plateforme annulaire 26 de la rangée annulaires d'aubes mobiles amont.
  • Egalement, on observe que les rangées annulaires d'aubes de rotor 12 sont reliées l'une à l'autre par une virole 30 annulaire portant des léchettes 32 annulaires coopérant à étanchéité par frottement avec un anneau 34 en matériau abradable, de manière à limiter les circulations d'air de l'aval vers l'amont comme évoqué précédemment en relation avec la figure 1 de la technique antérieure.
  • Comme illustré sur la figure 2 et également sur la figure 3, la partie annulaire amont 20c de la plateforme annulaire statorique 20 présente une face annulaire 48 radialement externe qui est inclinée en oblique par rapport à l'axe longitudinal X. Plus spécifiquement, cette face annulaire 48 radialement externe présente une forme tronconique, c'est-à-dire la forme d'un cône de révolution tronqué, ayant une section qui augmente vers l'aval. L'inclinaison alpha de la face annulaire externe par rapport à l'axe longitudinal est comprise entre 5° et 90°, préférentiellement compris entre 10° et 45°, plus préférentiellement de l'ordre de 30°.
  • Egalement, des ailettes 50 sont formées sur la partie annulaire 20c amont de la plateforme statorique 20, ces ailettes 50 étant régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal X et s'étendant radialement vers l'extérieur en direction de la partie annulaire aval 26d de la plateforme mobile 26 amont.
  • En fonctionnement, l'air parasite 42 qui circule dans l'espace annulaire entre l'extrémité aval 20b de la plateforme statorique 20 et de la plateforme annulaire 26 de la rangée annulaire aval d'aubes mobiles 12 et qui circule au travers du dispositif d'étanchéité à léchettes 32, s'écoule ainsi avec un angle α non nul qui permet de contrôler l'orientation angulaire par rapport à l'axe longitudinal X (c'est-à-dire l'axe de la turbomachine) et dans un plan radial du débit réinjecté et limite les introductions d'air dans l'espace annulaire entre l'extrémité aval 26b de la plateforme annulaire 26 de la rangée annulaire amont d'aubes mobiles 12 et l'extrémité amont 20a de la rangée annulaire d'aubes de stator 14.
  • Egalement, comme représenté en figure 4, chaque ailette 50 présente une face d'intrados 52 et une face d'extrados 54 reliées l'une à l'autre par un bord d'attaque 56 et un bord de fuite 58. Ces aubes ne présentent ainsi pas un profil symétrique suivant leur corde qui est représenté par la lettre C sur la figure 4. L'orientation des ailettes peut être définit par l'angle β1 au bord d'attaque et l'angle β2 au bord de fuite. Ces angles β1 et β2 sont déterminés dans un plan P perpendiculaire à une normale N à la face annulaire externe 48 de la partie annulaire amont 20c de la plateforme annulaire 20, ce plan P passant par le bord d'attaque 56 de l'ailette (figure 2).
  • Selon la définition donnée dudit plan P, on comprend que celui-ci est parallèle à une génératrice de la face annulaire externe 48 qui est ici tronconique. On comprend bien que le terme génératrice est utilisé en référence à la définition géométrique générale de la face mais n'indique pas que celle-ci est continu sur 360° comme cela a déjà été expliqué précédemment.
  • Lorsque la face annulaire externe 48 est incurvée concave avec une concavité tournée radialement vers l'extérieur, on comprend tout l'intérêt de la définition générale du plan P précité.
  • Mesuré dans le plan P précité, l'angle β1 est celui défini entre l'axe longitudinal X et la tangente à la ligne de cambrure 60 moyenne au niveau du bord d'attaque 56 des ailettes 50 et est compris entre 45° et 90°, de préférence de l'ordre de 80° à 90°, préférentiellement de l'ordre de 85°. Ce choix d'angle permet d'adapter l'incidence des ailettes à l'écoulement de recirculation qui possède une composante tangentielle importante.
  • Egalement mesuré dans le plan P précité, l'angle β2 est celui défini entre l'axe longitudinal X et la tangente à la ligne de cambrure moyenne au niveau du bord de fuite 58 des ailettes 50 et est de l'ordre de l'angle d'attaque entre l'axe longitudinal X et la tangente à la ligne de courbure moyenne au niveau du bord d'attaque 56 d'une pale 18 de la rangée d'aube de stator 14. On comprend qu'une orientation spécifique du bord d'attaque 56 permet d'orienter le flux d'air de sortie de la grille d'ailettes 50 avec une incidence idéale en direction de la grille d'aubages statoriques 14. L'angle β2 est compris entre 10° et 75° et préférentiellement de l'ordre de 55°.
  • L'invention permet ainsi de réduire les risques de décollement d'air en pied 46 de pale 18 des aubes statoriques 14, augmentant ainsi la marge au pompage du compresseur 10. L'air réintroduit possède en outre une orientation facilitant son écoulement dans la grille d'aubages de stator 14.
  • D'un point de vue pratique, les ailettes 50 pourraient être réalisées soit par soudure sur la partie annulaire 20c amont de la plateforme statorique 20 ou bien être réalisées d'une seule pièce avec celle-ci.
  • Dans une réalisation pratique, le pas relatif définit par S/C sera de préférence déterminé de manière à ne pas provoquer de blocage sonique, entre 0,3 et 0,9, S étant la distance circonférentielle entre deux bords d'attaque 56 de deux ailettes 50 circonférentiellement consécutives et C étant la corde d'une ailette 50.
  • Dans une réalisation non spécifiquement représenté aux figures, une piste annulaire en matériau abradable peut être formée sur la face annulaire interne de la partie annulaire aval 26b de la plateforme annulaire amont 26 de la rangée annulaire 10 d'aubes de rotor. Les extrémités radialement externes des ailettes seront ainsi adaptées à établir un contact avec l'anneau abradable. Cette configuration s'avérera intéressante dans les cas où il est difficile de garantir une absence de contact entre les ailettes statoriques et le rotor en vis-à-vis radial.

Claims (9)

  1. Etage d'aubes (16) s'étendant autour d'un axe longitudinal (X) destiné à être monté dans un compresseur (10) de turbomachine, l'étage comprenant une rangée annulaire d'aubes mobiles (12) agencée en amont d'une rangée annulaire d'aubes de stator (14), la rangée annulaire d'aubes de stator (14) comportant une plateforme annulaire radialement interne (20) qui porte des pales (18) radiales et dont une partie annulaire amont (20c) est agencée en amont desdites pales (18) et est entourée radialement vers l'extérieur par une partie annulaire aval (26d) d'une plateforme annulaire (26) de la rangée annulaire amont d'aubes mobiles (12), la partie annulaire amont (20c) de la plateforme annulaire (20) de la rangée annulaire d'aubes de stator (14) comprenant une face annulaire radialement externe (48) depuis laquelle s'étendent des ailettes (50) réparties autour de l'axe longitudinal (X) et s'étendant radialement vers l'extérieur vers la partie annulaire aval (26d) de la plateforme (26) de la rangée annulaire d'aubes mobiles (12), caractérisé en ce que les ailettes (50) comprennent chacune une face d'intrados (52) et une face d'extrados (54) orientées circonférentiellement de manière identique aux faces d'intrados et d'extrados des pales (18) des aubes de stator (14).
  2. Etage (16) selon la revendication 1, dans lequel l'angle β1 entre l'axe longitudinal (X) et la tangente à la ligne (60) de cambrure moyenne au niveau du bord d'attaque (56) des ailettes (50) est compris entre 45° et 90°, de préférence de l'ordre de 80° à 90°, préférentiellement de l'ordre de 85°.
  3. Etage selon l'une des revendications 1 à 2, dans lequel l'angle β2 entre l'axe longitudinal (X) et la tangente à la ligne de cambrure moyenne au niveau du bord de fuite (58) des ailettes (50) est de l'ordre de l'angle d'attaque entre l'axe longitudinal (X) et la tangente à la ligne de cambrure moyenne au niveau du bord d'attaque d'une pale (18) de la rangée d'aube de stator (14).
  4. Etage selon la revendication 3, dans lequel l'angle β2 est compris entre 10° et 75° et préférentiellement de l'ordre de 55°.
  5. Etage selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel la face annulaire externe (48) de la partie annulaire amont (20a) présente une forme tronconique à section augmentant vers l'aval.
  6. Etage (16) selon la revendication 5, dans lequel ladite face annulaire (48) est inclinée d'un angle alpha par rapport à l'axe longitudinal (X) compris entre 0° et 90°, préférentiellement compris entre 10° et 45°, plus préférentiellement de l'ordre de 30°.
  7. Etage selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel le pas relatif définit par le rapport S/C est compris entre 0,3 et 0,9 où S est la distance entre deux bords d'attaque de deux ailettes circonférentiellement adjacentes et C est la corde d'une ailette.
  8. Compresseur (10) de turbomachine comprenant au moins un étage (16) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel une rangée annulaire aval d'aubes mobiles (12) est agencée axialement en aval de la rangée annulaire d'aubes de stator (14) et est reliée à la rangée annulaire d'aubes mobiles (12) amont au moyen d'une virole (30) annulaire s'étendant radialement à l'intérieur de la rangée annulaire d'aubes de stator (14) et portant des léchettes (32) coopérant à étanchéité avec un anneau (34) de matériau abradable porté par une plate-forme annulaire radialement interne (20) de la rangée annulaire d'aubes de stator (14).
  9. Turbomachine comprenant un compresseur (10) selon la revendication précédente.
EP19188199.4A 2018-07-24 2019-07-24 Ailettes entrefer pour compresseur de turbomachine Active EP3599345B1 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1856864A FR3084395B1 (fr) 2018-07-24 2018-07-24 Ailettes entrefer pour compresseur de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3599345A1 true EP3599345A1 (fr) 2020-01-29
EP3599345B1 EP3599345B1 (fr) 2021-12-29

Family

ID=63638092

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP19188199.4A Active EP3599345B1 (fr) 2018-07-24 2019-07-24 Ailettes entrefer pour compresseur de turbomachine

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11078801B2 (fr)
EP (1) EP3599345B1 (fr)
CN (1) CN110778532B (fr)
FR (1) FR3084395B1 (fr)
WO (1) WO2020021200A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023161320A1 (fr) * 2022-02-25 2023-08-31 Safran Aero Boosters Compresseur de turbomachine axiale avec recirculation contrôlée entre virole interne et rotor

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5211533A (en) * 1991-10-30 1993-05-18 General Electric Company Flow diverter for turbomachinery seals
EP2138727A2 (fr) * 2008-06-23 2009-12-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Bande de recouvrement d'aube dotée d'un passage
WO2011148101A1 (fr) * 2010-05-26 2011-12-01 Snecma Générateurs de tourbillons en amont d'une grille d'aubes de compresseur
US20130318982A1 (en) * 2012-05-30 2013-12-05 Solar Turbines Incorporated Turbine cooling apparatus
US20140010638A1 (en) * 2012-07-06 2014-01-09 Snecma Turbomachine with variable-pitch vortex generator

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6375415B1 (en) * 2000-04-25 2002-04-23 General Electric Company Hook support for a closed circuit fluid cooled gas turbine nozzle stage segment
FR2907519B1 (fr) * 2006-10-20 2011-12-16 Snecma Nageoire de plateforme de soufflante
DE102008019603A1 (de) * 2008-04-18 2009-10-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine mit schaufelreiheninterner Fluid-Rückführung
US8262342B2 (en) * 2008-07-10 2012-09-11 Honeywell International Inc. Gas turbine engine assemblies with recirculated hot gas ingestion
DE102008052409A1 (de) * 2008-10-21 2010-04-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit saugseitennaher Randenergetisierung
DE102008060424A1 (de) * 2008-12-04 2010-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine mit Seitenwand-Grenzschicht-Barriere
FR2951988B1 (fr) 2009-10-29 2012-05-18 Bollhoff Otalu Sa Insert taraude a surmouler et procede de surmoulage
EP2759675A1 (fr) * 2013-01-28 2014-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Agencement de turbine présentant un meilleur effet d'étanchéité au niveau d'un joint étanche
EP3020929A1 (fr) * 2014-11-17 2016-05-18 United Technologies Corporation Ensemble joint de bordure pour plate-forme portante
US9765699B2 (en) * 2014-12-30 2017-09-19 General Electric Company Gas turbine sealing
DE102016104957A1 (de) * 2016-03-17 2017-09-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kühleinrichtung zur Kühlung von Plattformen eines Leitschaufelkranzes einer Gasturbine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5211533A (en) * 1991-10-30 1993-05-18 General Electric Company Flow diverter for turbomachinery seals
EP2138727A2 (fr) * 2008-06-23 2009-12-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Bande de recouvrement d'aube dotée d'un passage
WO2011148101A1 (fr) * 2010-05-26 2011-12-01 Snecma Générateurs de tourbillons en amont d'une grille d'aubes de compresseur
US20130318982A1 (en) * 2012-05-30 2013-12-05 Solar Turbines Incorporated Turbine cooling apparatus
US20140010638A1 (en) * 2012-07-06 2014-01-09 Snecma Turbomachine with variable-pitch vortex generator

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023161320A1 (fr) * 2022-02-25 2023-08-31 Safran Aero Boosters Compresseur de turbomachine axiale avec recirculation contrôlée entre virole interne et rotor
BE1030301B1 (fr) * 2022-02-25 2023-09-25 Safran Aero Boosters Compresseur de turbomachine axiale avec recirculation contrôlée entre virole interne et rotor

Also Published As

Publication number Publication date
FR3084395A1 (fr) 2020-01-31
EP3599345B1 (fr) 2021-12-29
WO2020021200A1 (fr) 2020-01-30
CN110778532A (zh) 2020-02-11
CN110778532B (zh) 2023-09-15
US11078801B2 (en) 2021-08-03
US20200032662A1 (en) 2020-01-30
FR3084395B1 (fr) 2020-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2728740C (fr) Compresseur de turbomachine
EP2901021B2 (fr) Carter et roue a aubes de turbomachine
EP2281108A2 (fr) Dispositif de prélèvement d'air d'un compresseur d'une turbomachine
FR2930588A1 (fr) Rotor de compresseur d'une turbomachine comportant des moyens de prelevement d'air centripete
EP1862644A1 (fr) Dispositif de guidage d'un flux d'air à l'entrée d'une chambre de combustion dans une turbomachine
EP3290656B1 (fr) Virole interne et aube orientable de compresseur de turbomachine axiale et procédé d'assemblage
WO2014072626A2 (fr) Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
EP3517731A1 (fr) Ensemble comprenant une passage annulaire entre une virole statique et une plateforme rotorique de turbomachine et procédé correspondant de contrôle de strabilité d'un compresseur
FR3010442A1 (fr) Disque aubage monobloc a contraintes reduites en pied d'aube, de preference pour soufflante de turbomachine d'aeronef
EP3599345B1 (fr) Ailettes entrefer pour compresseur de turbomachine
EP3781791B1 (fr) Distributeur de turbine pour turbomachine, comprenant un système passif de réintroduction de gaz de fuite dans une veine d'écoulement des gaz
FR2961565A1 (fr) Couplage aerodynamique entre deux rangees annulaires d'aubes fixes dans une turbomachine
CA3024433A1 (fr) Mat d'un ensemble propulsif
EP4165286B1 (fr) Ensemble annulaire pour turbine de turbomachine
EP4088008B1 (fr) Aube pour une roue aubagée mobile de turbomachine d'aéronef, roue aubagée mobile, turbine et turbomachine associées
WO2014053722A1 (fr) Couvercle de compresseur centrifuge, assemblage de couvercle et de compresseur centrifuge, et turbomachine comportant un tel assemblage
WO2020021192A1 (fr) Aube de turbine
FR3094746A1 (fr) Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d’aeronef
FR3053998A1 (fr) Roue de turbomachine
WO2024194568A1 (fr) Architecture pour joint d'etancheite de turbomachine
FR3081943A1 (fr) Compresseur pour une turbomachine
FR3039225A1 (fr) Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur d'avion
WO2024194565A1 (fr) Joint d'etancheite pour turbomachine
FR3025260B1 (fr) Compresseur centrifuge a resistance amelioree
WO2023021258A1 (fr) Pièce statorique d'une turbomachine comprenant une pale et une ailette définissant entre elles une surface décroissante d'amont en aval selon le sens d'écoulement des gaz

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN PUBLISHED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20200717

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20201211

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R079

Ref document number: 602019010389

Country of ref document: DE

Free format text: PREVIOUS MAIN CLASS: F01D0005140000

Ipc: F04D0029160000

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F04D 29/16 20060101AFI20210629BHEP

Ipc: F01D 11/00 20060101ALI20210629BHEP

Ipc: F01D 5/14 20060101ALI20210629BHEP

Ipc: F04D 29/54 20060101ALI20210629BHEP

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20210720

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 1458888

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20220115

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602019010389

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG9D

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20220329

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20211229

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1458888

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20211229

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20220329

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20220330

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20220429

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20220429

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602019010389

Country of ref document: DE

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: AL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20220930

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20220731

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20220724

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20220731

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20220731

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20220731

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20220724

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20190724

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20240620

Year of fee payment: 6

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20240619

Year of fee payment: 6

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Payment date: 20240619

Year of fee payment: 6

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20211229

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20240619

Year of fee payment: 6

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20240619

Year of fee payment: 6